半硬式與軟式平流層飛艇結(jié)構(gòu)靜力性能比較

王飛 王偉志

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半硬式與軟式平流層飛艇結(jié)構(gòu)靜力性能比較

王飛 王偉志

（北京空間機(jī)電研究所，北京 100094）

平流層飛艇是一種輕于空氣的飛行器，可以在海拔20km的高度駐空工作幾個(gè)月甚至幾年，用于對(duì)地觀測(cè)和通訊具有重大的政治和軍事意義。平流層飛艇按照結(jié)構(gòu)形式可分為軟式和半硬式兩種。分別選取了一種半硬式和軟式平流層飛艇的結(jié)構(gòu)體系布局方案。基于浮力與重力作用下平衡形態(tài)的原理，應(yīng)用ANSYS有限元軟件，建立了具有相同結(jié)構(gòu)尺寸和結(jié)構(gòu)質(zhì)量的半硬式和軟式平流層飛艇的結(jié)構(gòu)模型，在相同的載荷和約束條件下比較了兩艘艇結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能。通過(guò)計(jì)算分析，在受到外載荷的作用時(shí)，相比較于只由蒙皮構(gòu)成的軟式艇結(jié)構(gòu)，內(nèi)部具有剛性龍骨的半硬式結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，可以更好的協(xié)調(diào)整艇的結(jié)構(gòu)變形，改善蒙皮的應(yīng)力分布和保持蒙皮雙向受拉的工作狀態(tài)，有效地避免蒙皮出現(xiàn)單向受拉或褶皺等失效狀態(tài)。所以，半硬式艇結(jié)構(gòu)比軟式艇結(jié)構(gòu)更適合作為平流層飛艇的結(jié)構(gòu)形式。文章研究結(jié)果可為平流層飛艇結(jié)構(gòu)方案的選擇提供參考。

半硬式構(gòu)型 軟式構(gòu)型 有限元分析 靜力性能 平流層飛艇

0 引言

地球表面的大氣層，按照海拔由低到高分為對(duì)流層、平流層、中間層、暖層和散逸層，其中12~55km為平流層。由于平流層有著良好的氣象條件（壓力和溫度基本恒定，夏季高緯度地區(qū)平均風(fēng)速約為4~6m/s且變化很?。?，數(shù)十年來(lái)人們一直嘗試?yán)闷搅鲗悠脚_(tái)長(zhǎng)期駐空進(jìn)行通信和觀測(cè)[1]。進(jìn)入21世紀(jì)，隨著制造業(yè)和材料技術(shù)的發(fā)展，同時(shí)氦氣的生產(chǎn)成本也大為降低，利用飛艇作為平流層駐空平臺(tái)，越來(lái)越受到人們的關(guān)注。

通常意義上平流層飛艇是利用自身的動(dòng)力裝置來(lái)實(shí)現(xiàn)定位和機(jī)動(dòng)，依靠存儲(chǔ)在艇囊內(nèi)的浮升氣體產(chǎn)生浮力來(lái)實(shí)現(xiàn)懸浮。由于在平流層時(shí)，飛艇浮囊中相同質(zhì)量的浮升氣體密度只有在海平面時(shí)的1/14，飛艇由海平面升空至平流層后內(nèi)部浮升氣體體積要膨脹14倍[2]。在不壓縮氣體的情況下，為了使飛艇具有足夠大的浮力來(lái)滿足攜帶有效載荷的要求，平流層飛艇的體積都比較大，通常艇長(zhǎng)可達(dá)一二百米[3]。平流層飛艇定點(diǎn)位置一般設(shè)定在距地面20km附近的平流層底部，因?yàn)槟抢锏娜昶骄L(fēng)速較弱[4]。

傳統(tǒng)飛艇按照結(jié)構(gòu)型式的不同一般分為軟式、硬式、半硬式三類，具體性能比較如表1所示。

表1 軟式、硬式與半硬式飛艇性能比較

Tab.1 Performance comparison among non-rigid, rigid and semi-rigid structure of Stratospheric Airship

對(duì)于平流層飛艇而言，由于其結(jié)構(gòu)外形巨大，基于蒙皮材料制造水平和整艇結(jié)構(gòu)質(zhì)量方面的考慮[5-6]，目前對(duì)于平流層飛艇結(jié)構(gòu)形式的選擇多傾向于軟式和半硬式設(shè)計(jì)。

本文建立了具有相同結(jié)構(gòu)尺寸和結(jié)構(gòu)質(zhì)量的半硬式和軟式平流層飛艇的結(jié)構(gòu)模型，通過(guò)施加相同的約束和載荷，經(jīng)過(guò)計(jì)算分析，比較了半硬式和軟式飛艇結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能。

兩種結(jié)構(gòu)型式飛艇的總體外形均設(shè)計(jì)為艇長(zhǎng)220m，最大直徑60m的標(biāo)準(zhǔn)橢球體。半硬式艇的結(jié)構(gòu)包括[7]內(nèi)部龍骨結(jié)構(gòu)（主縱梁，環(huán)形框，十字梁），頭錐結(jié)構(gòu)（橢球形），尾錐結(jié)構(gòu)（圓錐形），以及蒙皮結(jié)構(gòu)；軟式艇只有蒙皮結(jié)構(gòu)。半硬式艇與軟式艇的結(jié)構(gòu)形式分別如圖1所示。

（a）半硬式艇 （b）軟式艇

1 飛艇結(jié)構(gòu)建模與邊界條件設(shè)定

1.1 半硬式與軟式艇結(jié)構(gòu)建模

本文利用ANSYS有限元軟件分別對(duì)半硬式和軟式飛艇進(jìn)行建模與計(jì)算[8]。半硬式艇龍骨為桁架結(jié)構(gòu)[9-10]，蒙皮為膜結(jié)構(gòu)；軟式艇蒙皮為膜結(jié)構(gòu)。

半硬式艇龍骨結(jié)構(gòu)采用梁?jiǎn)卧猍11-12]（Beam188，三維線性兩節(jié)點(diǎn)梁?jiǎn)卧總€(gè)節(jié)點(diǎn)有6個(gè)自由度，適合于分析從細(xì)長(zhǎng)到中等粗短的梁結(jié)構(gòu)），彈性模量為180GPa，泊松比為0.35；蒙皮結(jié)構(gòu)選用殼單元[13-14]（Shell41，三維構(gòu)件，每個(gè)節(jié)點(diǎn)有三個(gè)平移自由度，適用于分析只能承拉不能受壓且不具有彎曲剛度的膜結(jié)構(gòu)），彈性模量為1GPa，泊松比為0.3，蒙皮被龍骨分為不同的艙段，除頭錐（艙段一）尾錐（艙段二）外，從前往后劃分為艙段三至艙段八，如圖2所示，各艙段蒙皮平均厚度為0.311 4mm。

軟式艇的結(jié)構(gòu)為橢球形的蒙皮，建模時(shí)蒙皮計(jì)算單元選用殼單元[15]（Shell41），蒙皮彈性模量為1GPa，泊松比為0.3，蒙皮厚度為0.744 6mm。

（a）飛艇蒙皮結(jié)構(gòu)尺寸及位置 （b）艙段四蒙皮計(jì)算模型

1.2 結(jié)構(gòu)質(zhì)量計(jì)算

以飛艇浮重平衡為前提[16-17]，對(duì)于半硬式艇結(jié)構(gòu)模型，計(jì)算設(shè)計(jì)龍骨質(zhì)量為9 892.6kg，蒙皮結(jié)構(gòu)質(zhì)量為7 591.6kg，兩者相加得到半硬式艇的結(jié)構(gòu)質(zhì)量為17 484.2kg；對(duì)于軟式艇結(jié)構(gòu)模型，計(jì)算得到軟式艇的結(jié)構(gòu)質(zhì)量為17 483.5kg?？梢?jiàn)，所設(shè)計(jì)的半硬式艇與軟式艇的結(jié)構(gòu)質(zhì)量基本一致，以便進(jìn)行后面的比較分析。

圖3 飛艇結(jié)構(gòu)約束的位置

1.3 設(shè)定約束條件

對(duì)半硬式艇結(jié)構(gòu)模型和軟式艇結(jié)構(gòu)模型施加相同的約束條件。對(duì)于半硬式艇，約束蒙皮結(jié)構(gòu)與環(huán)形框A、G連接處沿其周向的所有連接點(diǎn)兩個(gè)方向的平動(dòng)自由度，約束環(huán)形框D沿其周向的所有連接點(diǎn)方向的平動(dòng)自由度，如圖3所示；對(duì)于軟式艇，也在相同位置處施加相同約束。施加這樣的約束條件的原因，一方面是基于施加載荷方面的考慮，另一方面是為了減小由于約束造成的蒙皮應(yīng)力集中。

1.4 施加載荷

兩種結(jié)構(gòu)型式的飛艇受到的載荷主要有：內(nèi)外壓差、蒙皮預(yù)應(yīng)力和沿艇身縱向的彎矩。

1）內(nèi)外壓差。為了便于比較，對(duì)兩種結(jié)構(gòu)模型均施加相同的內(nèi)外恒定壓差[18]，大小為800Pa。

2）蒙皮預(yù)應(yīng)力。整艇蒙皮上的預(yù)應(yīng)力在軟件中通過(guò)施加溫度載荷來(lái)實(shí)現(xiàn)[19]，經(jīng)過(guò)優(yōu)化計(jì)算得到用于模擬預(yù)應(yīng)力的溫降值為–0.004 03℃（計(jì)算模型中材料的溫度變化系數(shù)設(shè)為1）。

3）沿艇身縱向的彎矩。由于飛艇外形呈細(xì)長(zhǎng)狀，在實(shí)際飛行過(guò)程中會(huì)受到沿艇身縱向較大的彎矩，數(shù)值約為107~108N·m[2]。本文取飛艇在實(shí)際飛行過(guò)程中受到的彎矩為=2×107N·m。在對(duì)飛艇結(jié)構(gòu)的加載計(jì)算過(guò)程中，為了避免在飛艇結(jié)構(gòu)兩端直接施加彎矩所帶來(lái)的蒙皮應(yīng)力集中的問(wèn)題，采取對(duì)結(jié)構(gòu)施加均布載荷來(lái)等效的模擬飛艇結(jié)構(gòu)受到的縱向彎矩。飛艇整體的結(jié)構(gòu)形狀和約束形式類似簡(jiǎn)支梁，簡(jiǎn)支梁在兩端施加彎矩以及施加均布載荷作用下的簡(jiǎn)支梁剪力和彎矩如圖4所示，其中為簡(jiǎn)支梁所受彎矩大??；Q為簡(jiǎn)支梁所受剪切力大小。

（a）兩端彎矩作用 （b）均布載荷作用

對(duì)于簡(jiǎn)支梁來(lái)說(shuō)，在梁兩端直接施加彎矩時(shí)，整個(gè)梁中的彎矩值相同，均為；對(duì)梁施加均布載荷時(shí)，梁上的彎矩圖為拋物線，根據(jù)材料力學(xué)計(jì)算方法計(jì)算得到在梁的中間位置處彎矩值最大（彎矩方程()=–0.5+0.52，0≤≤2），數(shù)值為0.1252。本文采取均布載荷來(lái)代替端部載荷，保持梁中間位置處的彎矩相同，所以，

=0.1252（1）

式中=2×107N·m；=200m，為飛艇縱向長(zhǎng)度。

對(duì)于均布載荷，計(jì)算時(shí)采取重力載荷來(lái)模擬，令：

=·(n)/（2）

式中=17 483kg；=200m；n=9.8m/s2；為飛艇質(zhì)量；為重力加速度n的倍數(shù)。

將式（2）帶入式（1），經(jīng)計(jì)算后取整可得=5。所以在計(jì)算飛艇結(jié)構(gòu)沿艇身縱向彎矩作用下的受力和變形時(shí)，可以通過(guò)計(jì)算飛艇結(jié)構(gòu)在相應(yīng)倍數(shù)重力加速度的重力場(chǎng)作用下的結(jié)構(gòu)受力和變形來(lái)等效研究飛艇結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能。當(dāng)飛艇所受模擬等效重力場(chǎng)的重力加速度達(dá)到5倍時(shí)，飛艇結(jié)構(gòu)在中間位置處受到的彎矩約為2×107N·m。

由于所設(shè)計(jì)的半硬式與軟式艇結(jié)構(gòu)質(zhì)量相同，在相同的重力場(chǎng)中兩艇結(jié)構(gòu)所受到的重力載荷相同。本節(jié)首先對(duì)半硬式和軟式艇結(jié)構(gòu)均施加5倍重力加速度的模擬等效重力場(chǎng)作用，比較兩艇結(jié)構(gòu)的等效應(yīng)力和變形；然后再分別對(duì)半硬式艇和軟式艇結(jié)構(gòu)均施加4倍、4.5倍、5倍，5.5倍重力加速度的模擬等效重力場(chǎng)作用，分析兩艇蒙皮的應(yīng)力狀態(tài)變化（注：下文中的“倍自重作用”均為對(duì)結(jié)構(gòu)所受到的倍重力加速度的模擬等效重力場(chǎng)的簡(jiǎn)單描述）。

2 計(jì)算結(jié)果與分析

2.1 5倍自重作用下飛艇結(jié)構(gòu)應(yīng)力與變形

在5倍自身重力載荷作用下，計(jì)算得出半硬式艇艇身結(jié)構(gòu)變形和蒙皮等效應(yīng)力分別如圖5（a），5（b）所示，軟式艇艇身結(jié)構(gòu)變形和蒙皮等效應(yīng)力分別如圖6（a），圖6（b）所示。

（a）艇身結(jié)構(gòu)變形 （b）蒙皮等效應(yīng)力

（a）蒙皮變形 （b）蒙皮等效應(yīng)力

半硬式艇艇身結(jié)構(gòu)最大位移在飛艇艇身中段，大小約為4.1m，艙段四、五、六、七中的蒙皮應(yīng)力均勻，位于42.1~54.8MPa之間，艙段三、八中蒙皮應(yīng)力大部分均勻，位于54.8~80.1MPa之間，在蒙皮與頭尾錐結(jié)構(gòu)的連接處附近，達(dá)到了99.1MPa。

軟式艇艇身結(jié)構(gòu)蒙皮最大位移在飛艇底部，大小約為2.8m，蒙皮表面大部分（除頭錐，尾錐段）應(yīng)力均勻，位于12.6~28.9MPa之間，在艇首艇尾處蒙皮應(yīng)力變化較大，位于4.4~12.6MPa之間。如表2所示。

表2 5倍重力作用下半硬式和軟式艇結(jié)構(gòu)變形及蒙皮等效應(yīng)力

Tab.2 Structural deformation and Vos Mises stress in envelop of semi-rigid and non-rigid structure of Stratospheric Airship under 5 times value of gravity

由計(jì)算結(jié)果可見(jiàn)，在相同載荷作用下，半硬式艇的結(jié)構(gòu)位移比軟式艇的結(jié)構(gòu)位移大，這主要是因?yàn)榘胗彩酵?nèi)有龍骨，且龍骨的中間環(huán)形框結(jié)構(gòu)質(zhì)量較大，使半硬式艇中部受到的載荷比軟式艇中部受到的載荷大，造成半硬式艇中部變形較大。由于兩種飛艇結(jié)構(gòu)在較大外載荷作用下的最大變形只相差1m左右，相對(duì)于艇長(zhǎng)變形量很小，所以可以認(rèn)為半硬式艇與軟式艇的結(jié)構(gòu)剛度相當(dāng)。另外由于半硬式飛艇內(nèi)部有龍骨，可以更好的傳遞飛艇外表面蒙皮的應(yīng)力和變形，所以相對(duì)于軟式艇結(jié)構(gòu)在載荷作用下是局部變形而言，半硬式艇結(jié)構(gòu)是整體變形，整體變形有利于對(duì)結(jié)構(gòu)變形的控制。

對(duì)于載荷作用下飛艇的蒙皮應(yīng)力，總體來(lái)說(shuō)，軟式艇蒙皮應(yīng)力比半硬式艇蒙皮應(yīng)力小，這主要是由于在相同結(jié)構(gòu)質(zhì)量的前提下，軟式艇的蒙皮比較厚，約為半硬式艇蒙皮厚度的2.5倍，這樣在相同載荷的作用下，較厚的蒙皮中的應(yīng)力就會(huì)比較小。半硬式艇和軟式艇結(jié)構(gòu)中間大部分艙段的蒙皮應(yīng)力都很均勻，但在艇首艇尾處的蒙皮應(yīng)力變化都相對(duì)較大。在改進(jìn)設(shè)計(jì)方面，對(duì)于半硬式艇結(jié)構(gòu)，可以通過(guò)改進(jìn)龍骨結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)，提高環(huán)形框結(jié)構(gòu)的平面外剛度，來(lái)減小飛艇蒙皮應(yīng)力的變化，使全艇蒙皮應(yīng)力趨于均勻；對(duì)于軟式艇結(jié)構(gòu)，由于橢球形的結(jié)構(gòu)外形，決定了飛艇中部蒙皮應(yīng)力大，兩端應(yīng)力小的特點(diǎn)。增加蒙皮厚度可以降低蒙皮應(yīng)力，但不能減小蒙皮應(yīng)力的差異。

通過(guò)對(duì)相同載荷作用下半硬式艇和軟式艇結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能比較，由整艇結(jié)構(gòu)變形計(jì)算結(jié)果可見(jiàn)，兩艇結(jié)構(gòu)剛度相當(dāng)，半硬式艇結(jié)構(gòu)是整體變形，軟式艇結(jié)構(gòu)是局部變形。由蒙皮等效應(yīng)力計(jì)算結(jié)果可見(jiàn)，兩艇艇身中部大部分蒙皮應(yīng)力均勻，艇身頭尾部應(yīng)力變化比較大，但半硬式艇可以通過(guò)改進(jìn)龍骨結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)來(lái)使整艇蒙皮應(yīng)力趨于均勻。對(duì)于平流層飛艇的結(jié)構(gòu)形式選擇，由于平流層飛艇的結(jié)構(gòu)尺寸很大，如果是軟式艇結(jié)構(gòu)，不同載荷作用下飛艇各處產(chǎn)生局部變形，對(duì)整艇結(jié)構(gòu)變形的控制就會(huì)比較困難，而載荷作用下具有整體結(jié)構(gòu)變形特點(diǎn)的半硬式艇結(jié)構(gòu)就相對(duì)比較適合于平流層飛艇。載荷作用下，平流層飛艇蒙皮中的應(yīng)力越均勻越好，通過(guò)合理設(shè)計(jì)半硬式艇的龍骨和蒙皮，可以更好的滿足平流層飛艇對(duì)蒙皮應(yīng)力狀態(tài)的要求。

2.2 不同結(jié)構(gòu)重力作用下飛艇結(jié)構(gòu)應(yīng)力與變形

由于蒙皮是柔性結(jié)構(gòu)，只能受拉，不能受壓。對(duì)應(yīng)的蒙皮計(jì)算單元中，在膜平面內(nèi)任意垂直的兩個(gè)方向上均存在正應(yīng)力和剪應(yīng)力，主應(yīng)力是剪應(yīng)力為零時(shí)的正應(yīng)力，即對(duì)于膜面平內(nèi)總有兩個(gè)主應(yīng)力，且方向相互垂直。主應(yīng)力由大到?。ò?fù)）分為第一主應(yīng)力和第二主應(yīng)力。第一主應(yīng)力為1，第二主應(yīng)力為2，以下分四種情況來(lái)說(shuō)明蒙皮的工作狀態(tài)。

第一種情況：1>2>0，說(shuō)明蒙皮在兩個(gè)主應(yīng)力方向均受拉，蒙皮處于正常工作狀態(tài)，具有一定的剛度和形狀。

第二種情況：1>0，2=0，說(shuō)明蒙皮在只在一個(gè)主應(yīng)力方向受拉，另一個(gè)主應(yīng)力方向不受力，蒙皮處于單向受拉狀態(tài)，可以保持正常工作狀態(tài)，具有一定的剛度和形狀。

第三種情況：1<0，說(shuō)明蒙皮在兩個(gè)主應(yīng)力方向均受壓，計(jì)算單元失效，蒙皮不具有任何剛度，出現(xiàn)褶皺。

第四種情況：1>0且2<0，說(shuō)明蒙皮在一個(gè)主應(yīng)力方向受壓，計(jì)算單元失效，蒙皮不具有任何剛度，出現(xiàn)褶皺。

由此可見(jiàn)，蒙皮中的主應(yīng)力形式只有處于第一和第二種的情況下，蒙皮才能夠正常工作，具有一定的剛度和形狀。蒙皮中有一個(gè)主應(yīng)力為負(fù)值時(shí)，蒙皮失效，出現(xiàn)褶皺[20]。

為了研究半硬式和軟式艇結(jié)構(gòu)在等效彎矩載荷的作用下是否會(huì)出現(xiàn)蒙皮實(shí)效的情況，通過(guò)對(duì)二者施加不同的重力來(lái)觀察蒙皮第二主應(yīng)力的變化，兩艇蒙皮第二主應(yīng)力的變化如圖7~圖10所示。

（a）半硬式艇 （b）軟式艇

（a）半硬式艇 （b）軟式艇

（a）半硬式艇 （b）軟式艇

（a）半硬式艇 （b）軟式艇

在不同倍數(shù)結(jié)構(gòu)自重的作用下，半硬式和軟式艇蒙皮中第二主應(yīng)力的最小值匯總?cè)绫?。

表3 不同倍數(shù)結(jié)構(gòu)自重作用下的半硬式和軟式艇蒙皮中第二主應(yīng)力的最小值

Tab.3 The minmum second principal stress in envelop of semi-rigid and non-rigid structure of Stratospheric Airship under different times value of gravity

對(duì)于軟式艇結(jié)構(gòu)，由表3中數(shù)據(jù)可見(jiàn)，隨著重力的增加，軟式艇蒙皮第二主應(yīng)力迅速減小，有接近于零的趨勢(shì)，這說(shuō)明隨著作用載荷的增加，軟式艇蒙皮會(huì)出現(xiàn)單向受拉的狀態(tài)甚至褶皺失效（圖11中為5.8倍自重作用下軟式艇的計(jì)算結(jié)果為蒙皮接近臨界失效的狀態(tài)）。

圖11 5.8倍自重作用下軟式艇蒙皮第二主應(yīng)力

對(duì)于半硬式艇結(jié)構(gòu)，結(jié)合表3中數(shù)據(jù)和圖12中數(shù)據(jù)，隨著載荷質(zhì)量的增加，半硬式艇蒙皮第二主應(yīng)力基本穩(wěn)定在30MPa左右，蒙皮始終處于張拉狀態(tài)，不會(huì)出現(xiàn)失效。

（a）在6倍自重作用下 （b）在7倍自重作用下

半硬式和軟式平流層飛艇結(jié)構(gòu)力學(xué)性能的比較如表4所示。由分析可見(jiàn)，半硬式艇結(jié)構(gòu)在平均蒙皮應(yīng)力，防止出現(xiàn)蒙皮失效方面要好于軟式艇結(jié)構(gòu)。

表4 半硬式和軟式平流層飛艇結(jié)構(gòu)力學(xué)性能比較

Tab.4 Statics performance comparison between semi-rigid and non-rigid structure of Stratospheric Airship

3 結(jié)束語(yǔ)

以往對(duì)于平流層飛艇結(jié)構(gòu)的相關(guān)研究多數(shù)是針對(duì)于軟式艇[21]，對(duì)于半硬式艇以及蒙皮與龍骨結(jié)構(gòu)進(jìn)行剛?cè)峤Y(jié)構(gòu)協(xié)同計(jì)算方面的研究涉及較少。本文對(duì)于給定的半硬式和軟式艇的結(jié)構(gòu)形式進(jìn)行了結(jié)構(gòu)建模，載荷等效處理和靜力性能的比較，通過(guò)對(duì)一系列計(jì)算結(jié)果進(jìn)行分析，得出以下結(jié)論：

在模型計(jì)算時(shí)，由于飛艇的蒙皮為柔性結(jié)構(gòu)，不具有彎曲剛度，計(jì)算時(shí)會(huì)發(fā)散。采用設(shè)定一定數(shù)值溫降使得飛艇結(jié)構(gòu)熱脹冷縮來(lái)模擬出等效的結(jié)構(gòu)預(yù)應(yīng)力（實(shí)際工程實(shí)施時(shí)蒙皮也具有一定的預(yù)應(yīng)力），一方面可以使蒙皮結(jié)構(gòu)具有一定的初始剛度，使后續(xù)仿真計(jì)算得以進(jìn)行；另一方面通過(guò)優(yōu)化得到的初始溫降值–0.00 403℃（計(jì)算模型中材料的溫度變化系數(shù)設(shè)為1）模擬的結(jié)構(gòu)預(yù)應(yīng)力，可以使飛艇蒙皮在充氣后結(jié)構(gòu)變形最小。

本文提出了通過(guò)施加相應(yīng)倍數(shù)的重力作用來(lái)等效的模擬飛艇飛行過(guò)程中受到的彎矩的方法，通過(guò)計(jì)算結(jié)果可以看出結(jié)構(gòu)各部位沒(méi)有出現(xiàn)應(yīng)力集中的問(wèn)題。

通過(guò)對(duì)軟式艇和半硬式艇結(jié)構(gòu)在等效重力載荷作用下蒙皮應(yīng)力和結(jié)構(gòu)變形的計(jì)算和分析，可以看出雖然軟式艇蒙皮應(yīng)力和結(jié)構(gòu)最大變形要小于半硬式艇，但是軟式艇蒙皮應(yīng)力中的第二主應(yīng)力始終很小，并且隨著載荷的增加有減小至零從而出現(xiàn)蒙皮實(shí)效的情況。而同等情況下半硬式艇蒙皮第二主應(yīng)力始終處于穩(wěn)定的范圍，蒙皮是始終處于雙向張拉狀態(tài)。

綜上，軟式艇雖然蒙皮應(yīng)力和變形小，但是應(yīng)力中第一、第二主應(yīng)力分配不均勻，對(duì)于只能受拉不能受壓的蒙皮容易出現(xiàn)失效。而半硬式艇結(jié)構(gòu)可以更好的協(xié)調(diào)整艇結(jié)構(gòu)變形，改善蒙皮的應(yīng)力分布和保持蒙皮雙向受拉的工作狀態(tài)，有效地避免蒙皮出現(xiàn)單向受拉或褶皺等失效狀態(tài)。所以，考慮到材料受力，結(jié)構(gòu)控制等方面的因素，半硬式艇結(jié)構(gòu)比軟式艇結(jié)構(gòu)更適合作為平流層飛艇的結(jié)構(gòu)形式。

[1] 陳務(wù)軍, 董石麟.德國(guó)(歐洲)飛艇和高空平臺(tái)研究與發(fā)展[J]. 空間結(jié)構(gòu), 2006, 12(4): 3-7. CHEN Wujun, DONG Shilin. Research and Development of Airship and High Altitude Long Endurance Platform in Germany (Europe)[J]. Spatial Structures, 2006, 12(4): 3-7.(in Chinese)

[2] KHOURY G A. Airship Technology[M]. England: Cambridge University Press, 2008.

[3] 王彥廣, 李健全, 李勇, 等. 近空間飛行器的特點(diǎn)及其應(yīng)用前景[J]. 航天器工程, 2007, 16(1): 50-57. WANG Yanguang, LI Jianquan, LI Yong, et al. Characters and Application Prospects of near Space Flying Vehicles[J]. Spacecraft Engineering, 2007, 16(1): 50-57. (in Chinese)

[4] LINDSTRAND P. ESA-HALE Airship Research and Development Program[A]. Tokyo, Japan: The 2nd Strato Spheric Platform Systems Workshop, 2000: 15-21.

[5] 顧正銘. 平流層飛艇蒙皮材料的研究[J]. 航天返回與遙感, 2007, 28(1): 62-66. GU Zhengming. Research of Stratospheric Airships’Skin Material[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2007, 28(1): 62-66. (in Chinese)

[6] ZHAI H, EULER A. Material Challenges for Lighter than Air Systems in High Altitude Applications[R]. AIAA-2005-7488, 2005.

[7] 王飛, 王偉志. 半硬式平流層飛艇龍骨結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與有限元分析[J]. 航天返回與遙感, 2011, 32(4): 14-23. WANG Fei, WANG Weizhi. Structure Design and Finite Element Analysis of the Keel of Semi-rigid Stratosphere Airship[J]. Spacecraft Recovery & Remote Sensing, 2011, 32(4): 14-23. (in Chinese)

[8] MOAVENI S. Finite Element Analysis Theory and Application with ANSYS [J]. Journal of Biogeography, 2014: 269-272.

[9] 沈世釗. 大跨空間結(jié)構(gòu)理論研究和工程實(shí)踐[J]. 中國(guó)工程科學(xué), 2001, 3(3): 35-40. SHEN Shizhao. Theoretical Study and Engineering Practice of Long-Span Spatial Structures[J]. Engineering Science, 2001, 3(3): 35-40. (in Chinese)

[10] 郭彥林, 郭宇飛, 盛和太. 鋼管桁架拱的穩(wěn)定性能及應(yīng)用[J]. 空間結(jié)構(gòu), 2008, 14(4).GUO Yanlin, GUO Yufei, SHENG Hetai. Stability Behavior and Application of Truss-arch[J]. Spatial Structures, 2008, 14(4). (in Chinese)

[11] 沈祖炎, 郭小農(nóng), 李元齊. 鋁合金結(jié)構(gòu)研究現(xiàn)狀簡(jiǎn)述[J]. 建筑結(jié)構(gòu)學(xué)報(bào), 2007, 28(6): 100-109. SEN Zuyan, GUO Xiaonong, LI Yuanqi. State-of-the-arts of Research on Aluminum Alloy Structures[J]. Journal of Building Structures. 2007, 28(6): 100-109. (in Chinese)

[12] 程明, 石永久, 王元清. 鋁合金結(jié)構(gòu)的連接及其設(shè)計(jì)方法[J]. 建筑科學(xué), 2006, 22(3): 85-88. CHENG Ming, SHI Yongjiu, WANG Yuanqin. Connection of Aluminum Members and Design Method[J]. Building Science, 2006, 22(3): 85-88. (in Chinese)

[13] 郭彥林, 呂晶. 整體張拉及雜交結(jié)構(gòu)體系的特點(diǎn)與應(yīng)用[J]. 工程建設(shè)與設(shè)計(jì), 2005(1): 11-16. GUO Yanlin, LU Jing. New Spatial Structures and Their Engineering Application[J]. Construction & Design for Engineering, 2005(1): 11-16. (in Chinese)

[14] BESSERT N, FREDERICH O. Nonlinear Airship Aeroelasticity[J]. Journal of Fluids and Structures, 2005, 21(8): 731-742.

[15] 陳務(wù)軍, 何艷麗, 付功義. 大型飛艇初始形態(tài)分析與結(jié)構(gòu)體系研究[J]. 浮空器研究, 2006, 1(1): 41-46. CHEN Wujun, HE Yanli, FU Gongyi. The Initial form Analysis and Structure System Research for Large Flexible Airship[J]. Floating Aircraft Research, 2006, 1(1): 41-46. (in Chinese)

[16] 高海健, 陳務(wù)軍, 付功義, 等. 平流層平臺(tái)柔性飛艇結(jié)構(gòu)彈性分析理論[J]. 上海交通大學(xué)學(xué)報(bào), 2010, 44(11): 1583-1587. GAO Haijian, CHEN Wujun, FU Gongyi, et al. Structural Analysis Oriented Engineering Elastic Theory for Flexible Airship of Stratospheric Platform[J]. Journal of Shanghai Jiaotong University, 2010, 44(11): 1583-1588. (in Chinese)

[17] 王曉亮, 單雪雄, 陳麗. 平流層飛艇流固耦合分析方法研究[J]. 宇航學(xué)報(bào), 2011, 32(1): 22-29. Wang Xiaoliang, Shan Xuexiong, Chen Li. Study on fluid-structure coupled com putational method for stratosphere airship[J]. Journal of Astronautics, 2011, 32(1): 22-28. (in Chinese)

[18] LI C T, LEONARD J W. Finite Element Analysis of Inflatable shell[J]. Journal of the Engineering Mechanics Division, 1973.

[19] 魏德敏, 戴維瑩. 張拉膜結(jié)構(gòu)的有限元分析[J]. 力學(xué)與實(shí)踐, 2005, 27(1): 46-49. WEI Demin, DAI Weiying. Theoretical Analyses of Tension Memerane Structures[J]. Mechanics in Engineering. 2005, 27(1): 46-49. (in Chinese)

[20] 王文雋, 李勇, 姚偉, 等. 飛艇氣囊壓力與蒙皮張力的估算[J]. 宇航學(xué)報(bào), 2007, 28(5): 1109-1112. WANG Wenjun, LiI Yong, YAO Wei, et al. Estimation of the Relationship between the Pressure in Airship Ballonet and the Tension in its Envelop[J]. Journal of Astronautics, 2007, 28(5): 1109-1112. (in Chinese)

[21] 高海健, 陳務(wù)軍, 付功義. 平流層驗(yàn)證飛艇結(jié)構(gòu)體系比較研究[J]. 宇航學(xué)報(bào), 2011, 32(4): 713-720. GAO Haijian, CHEN Wujun, FU Gongyi. Comparison Investigation for Architecture of Stratospheric Demonstration Airship[J]. Journal of Astronautics, 2011, 32(4): 713-720.(in Chinese)

（編輯：劉穎）

Statics Performance Comparison between Semi-rigid and Non-rigid Structure of Stratosphere Airship

WANG Fei WANG Weizhi

（Beijing Institute of Space Mechanics & Electricity, Beijing 100094, China）

Stratospheric airship, as a lighter than air aircraft under the guideline of residing at an altitude of 20km for months or even years for earth observation and communication, has extremely important political and military significance. There are two types of airship structure construction which are non-rigid and semi-rigid. Structure design and simulation of stratospheric airship is one of the key technologies. A semi-rigid and a non-rigid stratospheric structural construction are selected respectively. On the basis of equilibrium configuration of the floating airship subjected to the ascent helium buoyancy and gravity，the structural analysis procedure is developed and the analytical models are presented for the airship. By finite element method (FEM) of ANSYS software, two models of non-rigid and semi-rigid airship structures are established separately with the same size, weight, load and constraint conditions. The mechanical properties of the two types of structure are compared. Though the comprehensive numerical analysis, compared with the single envelop structure construction of non-rigid airship, the structure construction of semi-rigid airship, whose envelop has rigid keel inside, can better coordinate the structural deformation of the whole airship under load. It also can improve the stress distribution of the envelop and maintain the bidirectional tension state of the envelop, thus effectively avoid the failure of the envelop in unidirectional tension or fold. Therefore, the semi-rigid structure is more suitable for the structure of stratospheric airships than the non-rigid structure. The study completed in this dissertation can provide some reference and information for the types of stratospheric airship’s structure choosing.

semi-rigid; non-rigid; finite element analysis; statics performance; stratosphere airship

V274

A

1009-8518(2017)05-0018-11

10.3969/j.issn.1009-8518.2017.05.003

王飛，男，1982年生，2011年獲中國(guó)空間技術(shù)研究院飛行器設(shè)計(jì)專業(yè)碩士學(xué)位，工程師。研究方向?yàn)閭阄锵到y(tǒng)動(dòng)力學(xué)。E-mail：wangfei.cast@gmail.com。

2017-07-18

2016–2020年科技部重大專項(xiàng)（2016YFB1200201）